Содержание к диссертации
Введение
Глава 1 Современное состояние исследований по обеспечению взрывобезопасности отработавшей ступени ракеты-носителя на орбите
1.1 Последствия засоренности и меры, принимаемые для повышения 13
взрывобезопасности отработавшей ступени ракеты-носителя в околоземном космическом пространстве
1.2 Анализ взрывобезопасности топливного бака отработавшей ступени ракеты-носителя при нахождении на орбите
1.3 Обзор существующих методов повышения взрывобезопасности 22
топливного бака отработавшей ступени ракеты-носителя с жидкостным ракетным двигателем
1.4 Постановка задачи исследования 25
1.5 Обсуждение полученных результатов и выводы по главе 1 26
Глава 2 Разработка метода обеспечения температурного режима дренажной системы топливного бака отработавшей ступени ракеты-носителя на орбите
2.1 Методика оценки взрывобезопасности топливного бака 31
отработавшей ступени ракеты-носителя на орбите
2.1.1 Математическое моделирование процессов тепло- и массообмена топливного бака отработавшей ступени ракеты-носителя
2.1.2 Математическое моделирование теплообмена парогазовой смеси с дренажной системой топливного бака отработавшей ступени ракеты-носителя
2.1.3 Результаты оценки взрывобезопасности топливного бака отработавшей ступени ракеты-носителя
2.2 Методика выбора твердотопливных газогенерирующих составов для обеспечения температурного режима дренажной системы топливного
бака отработавшей ступени ракеты-носителя
2.3 Обсуждение полученных результатов и выводы по главе 2 80
Глава 3 Разработка методики экспериментальных исследований процесса теплообмена при сбросе газа через дренажную магистраль
3.1 Обзор исследовательской экспериментальной базы 83
3.2 Обоснование требований и характеристик экспериментального стенда для моделирования процесса сброса газа при воздействии факторов окружающей среды
3.3 Постановка задачи экспериментального моделирования процесса сброса газа в окружающую среду с пониженным давлением
3.4 Программа и методика экспериментальных исследований 97
3.5 Исследование изменения прочностных характеристик материала АМг-6 при действии факторов радиационного излучения космического пространства
3.6 Обсуждение полученных результатов и выводы по главе 3 104
Глава 4 Сравнительный анализ результатов исследования 106
4.1 Обработка результатов экспериментальных исследований 106
4.2 Сравнительный анализ результатов математического моделирования и экспериментальных данных
4.3 Обсуждение полученных результатов и выводы по главе 4 116
Заключение 117
Обозначения, сокращения и индексы
- Анализ взрывобезопасности топливного бака отработавшей ступени ракеты-носителя при нахождении на орбите
- Постановка задачи исследования
- Результаты оценки взрывобезопасности топливного бака отработавшей ступени ракеты-носителя
- Исследование изменения прочностных характеристик материала АМг-6 при действии факторов радиационного излучения космического пространства
Введение к работе
Актуальность темы исследования. Пуски ракет-носителей (РН) с маршевыми жидкостными ракетными двигателями вносят существенный вклад в засорение околоземного космического пространства (ОКП). Ступень РН после выключения маршевого жидкостного ракетного двигателя превращается во взрывоопасный крупногабаритный космический мусор по причине находящихся в топливном баке невыработанных остатков жидкого компонента ракетного топлива (до 3 % от начальной заправки), а также остатков газа наддува в шарах-баллонах.
Проблема космического мусора, как и рекомендации по снижению техногенного воздействия в ОКП, наиболее полно освещены в документах Технического подкомитета ООН по использованию космического пространства в мирных целях (UN COPUOS) и Межагентского координационного комитета по космическому мусору (IADC). В частности, введённые требования обеспечения взрывобезопасности топливного бака отработавшей орбитальной ступени (ОС), оставленной на орбите после выполнения своей миссии, подразумевают сброс невыработанных остатков жидкого компонента ракетного топлива из бака (так называемая пассивация ОС).
Истечение парогазовой смеси (газ наддува + пары компонента топлива) в процессе сброса из топливного бака приводит к выпадению конденсата паров компонента топлива и дальнейшему замерзанию в дренажной магистрали. Как следствие, недостаточная производительность либо полная неработоспособность дренажной системы, проявляющаяся в результате нарушения температурного режима работы дренажной системы, приводит к высокой вероятности взрыва топливных баков ОС.
Тепловое нагружение (излучение Солнца, Земли и т. д.) конструкции ОС приводит к интенсивному испарению невыработанных остатков жидкого топлива и повышению избыточного давления в топливном баке, росту механических напряжений, превышающих допустимые значения для материала конструкции, и в конечном счете взрыву топливного бака.
Тематика исследований соответствует приоритетному направлению развития науки и техники в Российской Федерации (указ Президента РФ № 899 от 7 июня 2011 г.) «Транспортные и космические системы», а также критическим технологиям «создания ракетно-космической и транспортной техники нового поколения» и «мониторинга и прогнозирования состояния окружающей среды, предотвращения и ликвидации ее загрязнения».
Область исследования – характеристики процессов, возникающих при сбросе парогазовой смеси по дренажной системе топливного бака в окружающую среду.
Цель работы. Повышение взрывобезопасности топливного бака ОС с жидкостным ракетным двигателем за счет обеспечения заданного температурного режима работы дренажной системы топливного бака с остатками жидкого топлива.
Задачи исследования:
– провести аналитический обзор для определения степени актуальности исследования, анализ причин взрыва топливного бака ОС на орбите, а также существующих мер и методов обеспечения взрывобезопасности ОС;
– разработать математическую модель, описывающую влияние факторов окружающей среды и величины остатков жидкого топлива в баке на прочность топливного бака ОС, находящейся на орбите;
– разработать методику выбора состава и физико-химических параметров газогенерирующих составов (ГГС) для подачи продуктов сгорания ГГС в топливный бак;
– разработать программу и методику исследований для проведения экспериментов, экспериментальный стенд, моделирующий процесс работы дренажной системы топливного бака с остатками жидкого топлива;
– провести эксперименты, в том числе и для подтверждения достоверности разработанной математической модели;
– провести эксперименты для определения влияния факторов окружающей среды (факторов космического пространства) на конструкцию топливного бака ОС.
Научная новизна диссертационной работы заключается:
– в предложенном использовании метода обеспечения температурного режима дренажной системы, позволяющего повысить взрывобезопасность полета ОС с маршевым жидкостным ракетным двигателем после выполнения своей миссии, основанного на поддержании заданного диапазона изменения термодинамических параметров парогазовой смеси (ПГС) (газа наддува и паров жидкого топлива) путем ввода теплоносителя (ТН) в топливный бак;
– способе газификации остатков жидкого компонента топлива в баке ОС, позволяющего обеспечить взрывобезопасность ОС, за счет перевода компонента топлива в газовую фазу путем подачи горячих газов с заданными физико-химическими свойствами в топливный бак;
– методике оценки взрывобезопасности топливного бака, позволяющей оценить и спрогнозировать взрывобезопасность полета ОС с маршевым жидкостным ракетным двигателем после выполнения полетной задачи, основанной на учете ориентации ОС РН на орбите, граничного положения остатков жидкого топлива в баке, теплового воздействия от окружающей среды;
– методике выбора твердотопливных ГГС, позволяющей подобрать составы с заданными физико-химическими характеристиками, основанной на условии химической нейтральности продуктов сгорания твердотопливных ГГС и компонента топлива, отсутствия веществ, превращающихся в твердую или жидкую фазу, при температуре кипения компонента топлива.
Область исследований соответствует п. 1, 5, 6 паспорта специальности 05.07.07 «Контроль и испытание летательных аппаратов и их систем»:
– п. 1. Исследование, сертификация, контроль характеристик летательных аппаратов и их систем в условиях или на основе натурных экспериментов с привлечением полунатурного и математического моделирования.
– п. 5. Разработка методов и проведение опережающих исследований физических процессов в натурных условиях (с привлечением моделирования и исследований на специальных стендах), необходимых при создании новых летательных аппаратов и их систем.
– п. 6. Разработка методов анализа, обеспечения и определения безопасности, надежности, контролепригодности и эксплуатационной технологичности летательных аппаратов и их систем на этапах создания, испытания и эксплуатации.
Теоретическая и практическая значимость работы:
– разработанные методики исследования характеристик
пневмогидравлической системы топливного бака ОС являются теоретической основой для последующей разработки систем активного увода ОС с орбиты и траекторий выведения;
– показано влияние факторов космического пространства на материал конструкции топливного бака, приводящее к значительным изменениям механических свойств материала;
– предложенные рекомендации по повышению взрывобезопасности топливного бака ОС, находящейся на орбите, позволяют реализовать требования международных организаций UN COPUOS, IADC и нормативных документов Роскосмоса;
– предложен способ газификации остатков жидкого компонента топлива в баке ОС за счет перевода компонента топлива в газовую фазу путем использования теплоты продуктов сгорания твердотопливных ГГС, что позволяет расширить допустимые области применения РН, повысить надежность и безопасность полетов ОС.
Методология и методы исследований. Для решения сформулированных
задач в диссертационной работе использовались методы математического
и физического моделирования, термодинамического анализа, подобия,
обеспечения безопасности, планирования и обработки результатов
экспериментов.
На защиту выносятся следующие научные положения:
1) методика оценки взрывобезопасности топливного бака ОС, позволяющая спрогнозировать взрывобезопасность полета ОС на основе критерия K (запас прочности) из условий ориентации ОС на орбите, граничного положения остатков жидкого топлива, теплового воздействия от окружающей среды;
2) методика выбора твердотопливных ГГС с заданными физико-
химическими свойствами, позволяющая подобрать продукты сгорания ГГС
химически нейтральные к компоненту топлива;
3) созданный экспериментальный стенд и результаты экспериментальных
исследований характеристик процессов, возникающих при дренаже
парогазовой смеси из топливного бака ОС, при воздействии факторов
окружающей среды.
Достоверность результатов. Достоверность и обоснованность
результатов подтверждается совпадением расчетных и экспериментальных
параметров. Использование методов планирования и обработки
экспериментальных результатов показало адекватность выполненных экспериментов. Проведена оценка погрешности измерений, которая не превышает 5 %.
Апробация. Основные положения и результаты диссертационной работы доложены на Всероссийской научно-технической конференции «Проблемы разработки, изготовления и эксплуатации ракетно-космической техники и подготовки инженерных кадров для авиакосмической отрасли» (Омск, 2015, 2016), Всероссийской научной конференции с международным участием «Теплофизические основы энергетических технологий» (Томск, 2016), Международной конференции «Глобальный конгресс в производстве и управлении» GCMM (Чжэнчжоу, Хэнань, 2016).
Внедрение результатов работы. Результаты диссертационных
исследований использованы:
– при выполнении научно-исследовательских работ в рамках выполнения Соглашения о предоставлении субсидии по заданию Минобрнауки России №14.577.21.0157 (2014–2016 гг.);
– при выполнении составных частей научно-исследовательских работ в рамках Договора по государственному оборонному заказу между ОмГТУ и ФГУП ЦНИИмаш (Роскосмос, 2016 г.);
– в учебном процессе ОмГТУ при чтении дисциплин «Испытание и обеспечение надежности ракетно-космической техники», «Основы ракетно-космической техники».
Публикации. Основное содержание диссертации опубликовано в 14 печатных работах, в том числе в изданиях, рекомендованных ВАК, – 4; в прочих журналах – 5 (из них в Scopus – 5); в сборниках научных трудов и материалах конференций – 5.
Объем и структура диссертации. Диссертация состоит из введения, четырех глав, общих выводов, списка цитируемой литературы и приложений. Работа изложена на 153 страницах и содержит 28 рисунков, 13 таблиц, 2 приложения, библиографические ссылки из 180 наименований.
Анализ взрывобезопасности топливного бака отработавшей ступени ракеты-носителя при нахождении на орбите
В большинстве своем взрывы орбитальных отработавших ступеней РН, разгонных блоков и КА носит непредсказуемый характер и чаще всего каталогизируется как «аномальное событие» [123]. Анализ результатов наблюдений [140] предполагает что 25% «аномальных событий» приходится на системы ориентации и управления, а также на подсистемы, которые находятся на открытом пространстве. 35% связано с энергетическими системами, в частности с солнечными батареями или их приводными механизмами. Аномальное событие можно охарактеризовать как нештатный процесс, происходящий в топливных системах отработавших ступеней РН и КА, аккумуляторных батареях, баллонах со сжатым газом и других бортовых системах — как правило, после завершения их программного функционирования. Меры, принимаемые для повышения безопасности отработавших ступеней ракет-носителей после выполнения своей миссии
В настоящее время по имеющимся данным известно о более чем 200 взрывах топливных баков отработавших ступеней РН1 с маршевыми жидкостными ракетными двигателями в ОКП [68]. Согласно статистическим данным [151] взрыву подвержены топливные баки отработавшей ступени РН, находящейся на орбите, как с самовоспламеняющимися жидкими КРТ, так и не самовоспламеняющимися.
Лавинообразное увеличение количества объектов в космосе и участившиеся взрывы отработавших ступеней РН и разгонных блоков привели к тому, что основные космические агентства и разработчики РН и КА в настоящее время интенсивно проводят поиск эффективных проектно-конструкторских решений, обеспечивающих снижение поступления космического мусора на орбиты ОКП.
На текущих ежегодных заседаниях IADC происходят корректировки и дополнения ранее опубликованного документа «Руководящие принципы работ по снижению засоренности околоземного космического пространства» [68]. Этот вопрос также регулярно обсуждается в ООН, в частности, в техническом подкомитете по мирному использованию космического пространства UN COPUOS [67].
Согласно нормативным документам [22, 47, 124] для снижения образования космического мусора и предотвращения взрывов отработавших ступеней РН и КА закончивших выполнение своей миссии введен ряд требований представленных на Рисунке 1.3.
Применение указанных требований, по мнению разработчиков этого документа, позволит снизить количество взрывов топливных отсеков отработавших ступеней РН [179]. В частности, обеспечение взрывобезопасности первой ступени РН «Ариан-5» путём вращения вокруг продольной оси за счет сброса газифицированного водорода [104]. Сброс самовоспламеняющихся
1 Согласно [20] под отделяемой частью РН подразумевается ступень РН, имеющая в своем составе один или несколько ракетных блоков для обеспечения полета РН на заданном участке траектории. Отделение ступени предусмотрено штатной циклограммой полета РН. жидких КРТ и газа наддува из топливных баков второй ступени РН «Дельта» позволил повысить взрывобезопасность отработавших ступеней РН данного семейства, находящихся на орбите [46]. Удаление остатков топлива из топливных баков КА и РН Разрядка батарей и размыкание силовых цепей Предложения IADC попредотвращениювзрывов КА и РН наорбитах Прекращение вращения маховиков Исключениесамосрабатыванияпиротехническихсредств Удаление остатков топлива и газов наддува из полостей ДУ Стравливание газов из баллонов высокого давления Рисунок 1.3 – Предложения IADC для предотвращения взрывов на орбите отработавших ступеней РН и КА после окончания своей миссии Для обеспечения безопасности криогенного топливного отсека второй ступени РН «HII-B» от перегрева на круговой орбите высотой 260 км и последующего активного управляемого спуска с орбиты, на поверхность топливного отсека было нанесено дополнительное теплозащитное покрытие [162]. Данная процедура увеличила время пребывания отработавшей ступени РН на орбите до 3 витков от первоначального времени.
Обеспечение удаления остатков жидких КРТ из топливного бака отработавшей ступени РН, находящейся на орбите, очень сложный и трудоемкий процесс [34]. Ввиду того, что отработавшая ступень РН находится в невесомости, определение граничного положения остатков жидкого КРТ не предоставляется возможным. Согласно результатам проведенных исследований [82] после выключения маршевого жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) вследствие перегрузки, действующей на конструкцию отработавшей ступени РН, происходит перемещение жидких КРТ от нижнего к верхнему днищу топливного бака. Удаление газа наддува из топливного бака имеет свои трудности. В газовой фазе топливного бака помимо газа наддува имеется и пары жидкого КРТ, причем для высококипящих и криогенных КРТ объемное содержание паров в газовой фазе будет различным [136, 177, 178]. При сбросе парогазовой смеси (ПГС) (газа наддува и паров жидкого КРТ) содержащейся в топливном баке отработавшей ступени РН через дренажную систему в ОКП – возможно выпадение конденсата из ПГС и его дальнейшее замерзание в дренажной магистрали (ДМ), приводящее к разрушению и взрыву топливного бака отработавшей ступени РН [47].
Примером реализации сброса жидких остатков КРТ и газа наддува приведший к взрыву на орбите является взрыв топливного бака второй ступени РН «Зенит» [47]. После выведения полезной нагрузки на орбиту и выключения маршевого ЖРД в топливных баках могло оставаться до 4 тонн жидкого кислорода, 2 тонн керосина и 60 кг газообразного гелия. В процессе выведения и до взрыва топливные баки второй ступени РН «Зенит» находились в условиях максимальной освещенности. Вероятно, тепловое нагружение от Солнца и Земли воздействующее на поверхность топливного бака привело к интенсивному испарению криогенного КРТ, послужившее повышением давления внутри криогенного топливного бака до критического [77, 80]. Дренажная система криогенного топливного бака, по всей видимости, оказалась не работоспособной из-за воздействия парогазовой смеси, истекающей из топливного бака.
Особенности хранения жидких КРТ, как и любых горючих материалов, а также правила их использования в наземных условиях основываются на анализе таких потенциальных сценариев, как пожар, взрыв и их последствия. Механизм кипения жидкостей в замкнутой емкости при воздействии высоких температур в течение достаточно длительного срока, а также последствие такого кипения – взрыв, подробно описаны в работах [109, 138].
Применение методов количественной оценки пожаро- и взрывобезопасности при хранении горючих материалов основаны на расчете коэффициентов опасности и статистико-вероятностном подходе при расчете степени риска [33, 158], что не позволяет оценить взрывобезопасность топливного бака отработавшей ступени РН ,находящейся на орбите, с невыработанными жидкими остатками КРТ. Это обусловлено тем, что имеющийся методический материал не предусматривает хранение горючих материалов в условиях воздействия факторов космического пространства [145]. Под факторами космического пространства понимаются тепловые воздействия на топливный бак отработавшей ступени РН при ее орбитальном движении, такие как прямое солнечное излучение, отраженное от Земли солнечное излучение, собственное излучение Земли и аэродинамический тепловой поток.
Постановка задачи исследования
Согласно фотометрическим данным [51] отработавшие ступени РН вращаются с различной периодичностью, о чем свидетельствует измеренная периодичность изменения блеска поверхности конструкции отработавших ступеней РН. В Таблице 2.1 приведены орбитальные параметры некоторых отработавших ступеней РН и периодичность изменения блеска. Предполагается, что вращение вокруг поперечных осей отработавшей ступени РН происходит с таким же периодом. Для отработавшей ступени РН с не выявленным изменением блеска принимается, что они вращаются вокруг продольной оси. Таблица 2.1 Орбитальные параметры отработавших ступеней РН и периодичность изменения блеска по данным [51] Элемент ракеты-носителя Периодичностьизмененияблеска, с Элементы орбиты Периодобращенияна орбите,мин Уголнаклона,град Высота, км Апогей Перигей Разгонный блок Centaur ракеты-носителя «Atlas-5» 7,53 505,34 18,15 29051 225 2-я ступень ракеты-носителя «Delta-4» – 1308,24 24,63 65868 623 3-я ступень ракеты-носителя «CZ-3B» 460 559,76 2692 32133 108 3-я ступень ракеты-носителя «CZ-3B» 219,98 593,91 22,91 33897 157
В соответствии с результатами, приведенными в Таблице 2.1, принимается следующее допущение по граничным условиям размещения невыработанных жидких остатков КРТ в топливном баке отработавшей ступени РН: а) при вращении вокруг продольной оси отработавшей ступени РН они равномерно распределены по внутренней цилиндрической поверхности топливного бака (см. Рисунок 2.2,а); б) при вращении вокруг поперечной оси они находятся в сферических днищах топливного бака (см. Рисунок 2.2,б). Описание процесса изменения давления в топливном баке отработавшей ступени РН На активном участке траектории выведения РН система подачи КРТ в маршевый ЖРД включает в себя систему наддува топливных баков и турбонасосный агрегат. На момент выключения маршевого ЖРД давление в топливных баках достигает нескольких атмосфер.
Для описания процесса изменения давления в топливном баке отработавшей ступени РН после выключения маршевого ЖРД в соответствии с законом Дальтона полагается, что полное давление рg-ft в топливном баке складывается из двух составляющих – давления газа наддува pg и паров жидкого КРТ pv [13]: Pg_ft=p g+p v. (2.1)
Связь между массой жидкого КРТ и массой его паров на начало процесса оценки в соответствии с [13]: mkx=mp+mv=pp(Vft-Vg) + pvVg, (2.2) где т - масса топлива при полной заправке бака; кх - процент невыработанного остатка жидкого КРТ в топливном баке; mp, mv - масса соответственно жидкого компонента топлива и его паров; р, v - плотность, соответственно жидкого компонента топлива и его газовой фазы; Vg - объем газа в топливном баке; Vft - полный объем топливного бака. В соответствии с принятым допущением о термодинамическом равновесии (газ наддува и жидкий компонент топлива внутри топливного бака имеют одинаковую температуру) при начальной температуре Tft=T0 и давлении р = Ро парциальное давление паров топлива/Vo определяется из уравнения Антуана [66], а давление газа наддува pg.0 - из уравнения (2.1): Pv о =f(T0) = ]g\ А — ; (2.3) _ С + Т0 J Pg-0 = Ро Pv-O? (2.4) где А, в, с - константы уравнения Антуана [66]. Выражения для плотности газовой фазы компонента топлива и давления наддува в соответствии с уравнением состояния имеют вид [13]: A, M v Pg-oM g р t L- р „= , (2.5) AVo RT yg-o RT где MV,M - молярная масса, соответственно жидкого КРТ и газа наддува; R - универсальная газовая постоянная, равная 8,314 Дж/(кгмоль). Суммарная плотность газовой фазы определим из выражения: При тепловом нагружении поверхности отработавшей ступени РН повышается температура стенки топливного бака и, соответственно, происходит нагрев и испарение невыработанного жидкого остатка КРТ. Величина повышения давления в топливном баке за счет испарения невыработанного жидкого остатка КРТ определяется из уравнений (2.1)-(2.7), исходя из условия, что масса испарившегося остатка КРТ будет равна массе его паров [13]:
mv=mkx=PvVg. (2.8)
Описание теплового нагружения конструкции топливного бака отработавшей ступени РН
Поскольку отработавшая ступень РН на орбите движется вокруг Земли, ее тепловое взаимодействие с окружающей средой осуществляется через: - прямое солнечное излучение Qs; - отраженное от Земли солнечное излучение Qr; - собственное излучение Земли Qe; - аэродинамический тепловой поток Qa. Для определения температуры поверхности топливного бака отработавшей ступени РН рассматривается выражение теплового баланса в виде [32]: QT=Q come-Q gone, (2.9) где Qcome - приходящий тепловой поток, равный сумме внешних теплопритоков Qcome = Qs+Qe+Qao+Qr; Qgone - уходящий тепловой поток, равный собственному излучению Qo в ОКП Q gone = Q . Поток прямого солнечного излучения, действующего на поверхность топливного бака отработавшей ступени РН описывается выражением [142]: Q s=q s AS fi, (2.10) где qs - плотность солнечного излучения; в среднем q s = 1396 Вт/м 2 [1]; As - коэффициент поглощения прямого и переотраженного от Земли солнечного излучения; для материала АМг-6 принято в среднем AS = 0,3 [31]; sош-А – площадь проекции поверхности топливного бака отработавшей ступени РН, обращенной к солнечному излучению, которая равна площади боковой цилиндрической поверхности топливного бака. Величина теплового потока солнечного излучения, отраженного от Земной поверхности, определяется как [142]: Q r=qAScut_fi zr , (2.11) где аг- альбедо Земли [70]; в среднем «г = 0,37. Тепловой поток собственного излучения Земли [142]: Q q.es , (2.12) где qe - плотность собственного излучения Земли; в среднем qe = 240 Вт/м2 [1]; є - степень черноты материала конструкции топливного бака; для материала АМг-6 принято г? =0,05 [31]. Аэродинамический тепловой поток возникает при движении отработавшей ступени РН в атмосферной оболочке Земли. Данный тепловой поток является частным случаем аэродинамического нагрева, характеризуемым свободномолекулярным режимом обтекания, который обусловлен движением отработавшей ступени РН со скоростями порядка первой космической и длиной свободного пробега молекул газа, соизмеримой с размерами отработавшей ступени РН (число Кнудсена меньше единицы, Кп 1).
Аэродинамический тепловой поток, действующий на поверхность топливного бака отработавшей ступени РН, формируется в результате выделения тепла вследствие соударения молекул газа и рекомбинации диссоциированных молекул [1]:
Результаты оценки взрывобезопасности топливного бака отработавшей ступени ракеты-носителя
На Рисунке 2.7 представлены результаты изменения температуры участников теплообмена при граничном положении невыработанного жидкого остатка КРТ в сферическом днище топливного бака в размере 3% от начального объема. На графике виден аналогичный по сравнению с Рисунком 2.6 рост температуры стенки топливного бака, но значения температур при различных граничных условиях нахождения жидкого кислорода – различны, что обусловлено передачей тепловой энергии только газу наддува. Малое изменение температуры невыработанного жидкого остатка КРТ обусловлено низкой теплопроводностью между газом и жидким остатком КРТ. Значения температур после одного оборота отработавшей ступени РН вокруг Земли равны: стенка топливного бака (235 К), газ наддува в топливном баке (105 К) и жидкий остаток КРТ (90,6 К), что и представлено на Рисунке 2.7.
Изменение температуры участников теплообмена при граничном положении компонента топлива в сферическом днище топливного бака и остатке жидкого кислорода в размере 3% от начального объема: 1 – температура стенки топливного бака; 2 – температура жидкого остатка компонента топлива; 3 – температура газа в топливном баке. На Рисунке 2.8 представлены результаты изменения давления в топливном баке при граничных положениях жидкого остатка КРТ на цилиндрической стенке (кривая 1) и в сферическом днище (кривая 2). Интенсивный рост давления при граничном положении жидкого остатка КРТ на цилиндрической стенке (кривая 1) обусловлен высокой температурой и значительной скоростью испарения жидкого остатка КРТ. Аддитивный рост давления при граничном положении жидкого остатка КРТ в сферическом днище (кривая 2) обусловлен незначительной скоростью испарения жидкого остатка КРТ и изохорным процессом газа наддува в топливном баке.
Изменение давления в топливном баке кислорода второй ступени РН «Зенит» при граничном положении остатка КРТ на цилиндрической стенке (1) и в сферическом днище (2) с остатком жидкого кислорода в размере 3% от начального объема Таким образом, рост давления в топливном баке жидкого кислорода второй ступени РН «Зенит» зависит от граничного положения остатка жидкого кислорода. При граничном положении жидкого кислорода на цилиндрической стенке наблюдается наибольший рост давления. При наличии невыработанных остатков жидкого кислорода в топливном баке второй ступени РН «Зенит» в количестве до 3% от начальной заправки бака, взрыва бака не происходит.
В Таблице 2.3 приведены термодинамические параметры до момента разрушения топливного бака кислорода второй ступени РН «Зенит» при различных граничных положениях невыработанных жидких остатков КРТ в топливном баке (на цилиндрической стенке и в сферическом днище), а также значения показателя K по формуле (2.19).
Термодинамические параметры до момента разрушения топливного бака кислорода второй ступени РН «Зенит» при граничном положении невыработанных жидких остатков КРТ на цилиндрической стенке и в сферическом днище t , с 797 11715 4845 16923 5915 18411 18411 18411 Примечания: 1. Над чертой приведены значения параметров при граничном положении невыработанных жидких остатков КРТ на цилиндрической стенке, под чертой — в сферическом днище. 2. Жирным шрифтом выделены значения массы остатка жидкого кислорода на момент разрушения топливного бака. 3. В таблице приняты следующие обозначения: ґ - время, за которое происходит повышение давления до критического значения, при котором разрушается бак, при условии полного испарения остатков жидкого кислорода; p ft - давление газа в топливном баке на момент времени ґ ; m p - масса остатка жидкого кислорода в баке на момент времени ґ ; Tw_ft - температура цилиндрической стенки топливного бака на момент времени t .
На Рисунке 2.9 представлены результаты оценки изменения температуры внутренней стенки ДМ топливного бака отработавшей ступени РН в процессе сброса газа. Как ранее упоминалось, топливный бак и ДМ являются разными термодинамическими системами. Связь между ними происходит только при изменении массы газа, возникающая при открытии ДПК.
Математическое моделирование проводилось при следующих начальных и граничных условиях: - начальная температура внутренней стенки ДМ равна температуре газа в топливном баке; - в процессе сброса газа рассматривается постоянное открытие ДПК; - время процесса истечения газа из топливного бака определяется из условия достижения давления в топливном баке - давления окружающей среды. Из результатов на Рисунке 2.9 следует, что в процессе сброса газа происходит монотонное снижение температуры внутренней стенки ДМ. Данный эффект возникает в результате интенсивного теплообмена стенки ДМ с истекающим газом и окружающей средой. К завершению процесса истечения наблюдается минимальное значение температуры внутренней стенки ДМ равное 15 К.
На Рисунке 2.10 представлены результаты оценки изменения давления от температуры газового потока в ДМ. Рассмотрен пример сброса газа с начальными параметрами: давление 3-105 Па, температура 90 К, газ - гелий. В процессе истечения газового потока из топливного бака происходит снижение давления, согласно pVn =idem. Полученные результаты расчета показывают, что в процессе истечения газового потока происходит снижение давления в ДМ, при этом за счет теплообмена происходит снижение температуры газового потока в ДМ.
Рассмотрим и проанализируем изменение давления и температуры газового потока в ДМ с учетом диаграммы фазового состояния кислорода [3, 42, 108] представленной на Рисунке 2.11. Для этого перенесем значения величин давления и температуры, представленные на Рисунке 2.10 на оси диаграммы фазового состояния кислорода. Важным замечанием является тот факт, что рассматриваемый процесс сброса принят для газа наддува – гелия. Пребывание в процессе сброса газового потока по ДМ – кислорода, является случайной величиной. Для учета данной случайности на диаграмме фазового состояния замкнем график значений перенесенного с
Исследование изменения прочностных характеристик материала АМг-6 при действии факторов радиационного излучения космического пространства
Приведенные результаты расчетов, полученные в главе 2, показали возможность замерзания дренажной системы в процессе сброса ПГС. Проведение экспериментальных исследований для подтверждения теоретических расчетов представляет сложную задачу, т. к. необходимо учесть все возможные факторы, влияющие на исследуемый процесс.
В приведенном выше обзоре экспериментальных стендов по исследованию тепло- и массообмена, каждый исследуемый объект испытаний рассматривается на определенной модели, подобной реальной конструкции. При этом реальный процесс моделируется на некоторой упрощенной модели, спроектированной при условии соблюдения критериев подобия реального процесса и моделируемого. Таким образом, каждый разработанный экспериментальный стенд является специфическим (или даже уникальным в своем роде) и спроектирован под конкретный объект исследований.
Моделирование процесса сброса газа в окружающую среду с пониженным давлением в данной работе представлено двумя моделями: математической и физической. Математическая модель, представленная в главе 2, включает в себя уравнения, описывающие термодинамическое состояние газа и дренажной магистрали в процессе сброса. Физическая модель представлена «идеализированной» системой физических тел и процессов взаимодействующих между собой, при этом: - рассматриваемым объектом является модель дренажной магистрали, представляющая собой трубу; - ПГС заменяется однокомпонентным газом.
Для реализации физической модели необходимо разработать экспериментальный стенд, на котором возможно получить численные значения критериев подобия исследуемого процесса [12, 24]. Используя метод анализа размерности определяющих факторов исследуемого процесса [12, 24], определим критерии подобия процесса сброса газа из топливного бака с учетом теплообмена, которые зависят от: времени протекания процесса, теплофизических свойств газа и геометрических характеристик ДМ: d(T,p) Гґ —— = fit, d, l,w,p,nXa) dt . (3.1) С целью обеспечения условий подобия проводимого экспериментального моделирования фактическому процессу, было проведено математическое моделирование истечения газа из ДМ топливного бака отработавшей ступени РН. Используя описанную в главе 2 методику расчета и тождества описанные в источниках [12, 24] получены следующие значения критериальных величин, которые сведены в Таблицу 3.1 и Таблицу 3.2. Моделирование сброса газа из ДМ топливных баков отработавшей ступени РН осуществлялось в окружающую среду с параметрами: давление рх = 3-10 7 Па, температура тх=4 К, соответствующие высоте 500 км (температура стенки ДМ принята равной температуре окружающей среды). Таблица 3.1 – Исходные данные и значения критериальных чисел для ДМ топливного бака окислителя отработавшей ступени РН Параметр Ракеты-носители Зенит 2 Космос-3М Рокот Союз 2,1 б Компонент Кислород АК-27И АТ Кислород V oxid , м 60,8 9,2 8,5 17,7 T , Кoxid 90 293 90 Газ наддува Гелий Газогенераторный,преимущественнодиоксид азота Газогенераторный,преимущественнодиоксид азота Азот Poxid, МПа 0,3 0,33 0,33 0,3 d /l 0,141 0,137 0,12 0,13 Re 1,2-105-9,1-10б l,8-104-6,4-106 9,3-103-7,1-10б 6,6 105-2-Ю7 Ho 3-Ю"6 -1,7-КГ4 2-Ю-6-2-Ю-4 3-Ю"6-2-Ю"4 2,6-10 б-4-10 4 Nu 5,2-277,6 6,6-1152 3,7-1242 128-2300 Таблица 3.2 – Исходные данные и значения критериальных чисел для ДМ топливного бака горючего отработавшей ступени РН Параметр Ракеты-носители Зенит 2 Космос-3М Рокот Союз 2,1 б Компонент Керосин НДМГ НДМГ Керосин vfuei , м3 23,3 5,1 4,9 6,7 T , Кfue l 293 Газ наддува Гелий Газогенераторный,преимущественноазот Газогенераторный,преимущественноазот Азот Pfuel, МПа 0,5 0,4 0,4 0,52 d /l 0,141 0,137 0,12 0,13 Re 1-Ю5-3,7-106 1-104-4,6-10б 1,1-104-5,1-106 1,3-104-7,1-106 Ho 5,5-10 б-1-10 4,2-10 б-1,7-10 4 5,3-10 -1,9-10 4 4,9-10 -2,1-KT4 Nu 6,61-129,9 4,3-616 4,4-664 5,3-892 Условные обозначения: Voxid ,Vfuel – объем газовой фазы в топливном баке окислителя и горючего, без учета невыработанных жидких остатков КРТ; Tox id ,Tfue l – температура газовой фазы в топливном баке окислителя и горючего; poxid ,pfuel – остаточное давление газовой фазы в топливном баке окислителя и горючего; АК-27И – раствор состоящий из 27% (по весу) азотного тетраоксида и 73% азотной кислоты; НДМГ – несимметричный диметилгидразин; АТ – азотный тетраоксид. По результатам представленных в Таблице 3.1 и Таблице 3.2 получены следующие диапазоны критериальных чисел: геометрического dll = Д2-Д41; скоростного Re = 9,3-10 -9,1-10 ; временного Ho = 2-Ю б-4-10 4 и теплового Nu= 3,7 -2300 подобия.
В соответствии с условиями сброса газа из топливного бака отработавшей ступени РН в окружающую среду и полученными диапазонами критериальных чисел (см. Таблицу 3.1 и Таблицу 3.2) экспериментальный стенд должен реализовывать следующий диапазон параметров, представленных в Таблице 3.3. Таблица 3.3 – Технические параметры экспериментального стенда
Принципиальная функциональная схема представлена на Рисунке 3.5; основная часть экспериментального стенда - вакуумная камера 1, необходимая для моделирования пониженного давления окружающей среды; ЭМЕ 2, имитирующая объем топливного бака; ДПК 3 и модель ДМ 4. Модель ДМ 4 является съемным элементом, что позволяет проводить эксперименты при различных геометрических характеристиках.